CN109186741A - 一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置与方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置与方法，包括飞机尾翼本体部分、激励部分及振动检测部分及控制部分；所述飞机尾翼本体部分包括飞机尾翼结构，所述激励部分包括激振器、信号发生器及功率放大器，所述振动检测部分包括投影仪、加速度计及CCD相机，所述控制部分包括压电陶瓷驱动器、扭转模态驱动器、放大电路及D/A转换器；从而实现对飞机尾翼本体部分振动的测量与控制。
Description
技术领域
本发明涉及飞机尾翼的振动控制领域，具体涉及一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置与方法。
背景技术
尾翼是安装在飞机尾部的一种装置，用于增强飞机在飞行过程中的稳定性。在飞行过程中飞机尾翼面临的损害之一就是尾翼的抖振。飞机尤其是战斗机在大攻角时气流经过机身和机翼的扩散形成抖振。抖振被定义为紊流引起的飞机结构的不规则振动，在飞机飞行过程中会形成的高强度涡流载荷，这种涡流经过机翼和机身时会增加升力，但当它突遇飞机尾翼时会对尾翼结构产生高能量的紊流冲击，长时间冲击便形成了飞机尾翼结构的持续抖振。飞机尾翼结构的抖振现象增加了飞机在飞行过程承受的结构应力，对于战斗机来说，还会影响武器系统的瞄准、跟踪等操作，一定程度上削弱了战斗性能。由此可见，抖振对飞机尤其是高性能战斗机带来的危害是致命的；经济效益上来说，抖振增加了飞机正常服役期间的维护成本。国外对飞机尾翼抖振现象的研究起步较早，使用压电材料检测飞机尾翼振动状态的方法比较普遍；国内对飞机抖振的研究比较少见，实验成果较少，最初多集中为飞机抖振特性的理论研究。1995年国内报道了L8飞机抖振的风洞试验研究，该试验测试了飞机结构与抖振边界的关系、迎角与气流分离的关系。此后逐步从理论研究走向具体实验。
迄今，主流上用于飞机尾翼抖振现象研究的振动检测装置主要采用的是压电传感器，这种接触式测量方法，由于检测装置与被测物直接接触，故而必然存在负载效应，从而引入实验误差，影响实验精度。在研究飞机尾翼的振动检测过程中，振动检测环节司感知被测物振动状态之功能，故而振动检测装置及方法在选用和实施上有着举足轻重的重要性。
发明内容
为了克服现有技术存在的缺点与不足，本发明提供一种非接触式飞机尾翼振动检测装置与方法。
该装置使用激振器激振飞机尾翼，振动检测部分检测飞机尾翼本体部分的振动信息后发送给计算机，计算机经过相应处理后发送信号至振动控制部分，后者对飞机尾翼本体部分进行控制，从而实现对飞机尾翼本体部分振动的测量与控制。
本发明采用如下技术方案：
一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置，包括飞机尾翼本体部分、激励部分、振动检测部分及控制部分；
所述飞机尾翼本体部分包括飞机尾翼结构，所述飞机尾翼结构竖直固定在实验台上，固定的一端称为固定端，另一端为自由端；
所述激励部分包括激振器、信号发生器及功率放大器，所述激振器设置在飞机尾翼结构的反面，激振器顶杆与飞机尾翼结构的反面接触，且位于自由端，信号发生器产生信号输入功率放大器，进一步驱动激振器激起飞机尾翼结构振动；
所述振动检测部分包括投影仪、加速度计、一对CCD相机、电荷放大器、A/D采集卡及计算机，所述投影仪与计算机连接，投影在飞机尾翼结构的正面形成多个投射点；
所述一对CCD相机用于检测多个投射点的振动信息并发送给计算机；
所述加速度计安装在飞机尾翼结构自由端的边缘，加速度计采集的信号经过电荷放大器及A/D采集卡输入计算机；
所述控制部分包括压电陶瓷驱动器、扭转模态驱动器、放大电路及D/A转换器；
所述压电陶瓷驱动器粘贴在飞机尾翼结构的正、反面，且靠近固定端；
所述扭转模态驱动器粘贴在飞机尾翼结构的正、反面；
所述计算机对振动信息进行处理得到控制信号，经D/A转换器及放大电路，进一步驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，抑制飞机尾翼结构的振动。
还包括相机云台及滑轨，所述CCD相机安装在相机云台上，相机云台在滑轨上滑动。
所述压电陶瓷驱动器由多片压电陶瓷片构成，多片压电陶瓷片成一字型排列。
所述扭转模态驱动器由八片压电驱动片构成，每面四片，且位于沿翼展方向的几何尺寸中间位置，双面反对称连接构成扭转模态驱动器。
投影点位于扭转模态驱动器的上方。
所述激振器为两台，分别位于飞机尾翼结构自由端的左右两侧，加速度计位于飞机尾翼结构的自由端左侧边缘。
还包括检测平台，所述投影仪及CCD相机位于检测平台，检测平台设置在飞机尾翼结构的前方。
一种非接触式飞机尾翼振动检测装置的方法，包括如下步骤：
第一步，信号发生器产生信号，经过功率放大器后驱动激振器激起飞机尾翼结构的振动；
第二步，计算机控制投影仪输出，在飞机尾翼结构的正面形成多个投射点；
第三步，一对CCD相机检测投影点的振动信息，输入计算机；加速度计检测飞机尾翼结构的振动信息，通过电荷放大器及A/D采集卡输入计算机；
第四步，计算机对振动信息进行处理得到控制信号，控制信号经过D/A转换器及放大电路放大后驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，抑制飞机尾翼结构的振动。
本发明的有益效果：
(1)本发明使用投影仪在飞机尾翼结构模型的正面形成多个投射点，测量装置可同时测量多个处于不同位置的投射点，处理数据大从而有利于减小误差；
(2)本发明使用双目视觉系统对飞机尾翼结构模型进行检测，相较于现有技术，其优势在于：不用直接接触被测物体，故而不影响被测物体的动态性能；系统操作方便，结构不复杂；多投射点同时检测，可减小实验误差，提高测量精度等；
(3)本发明使用激振器作为激励输入设备，其具有频带宽、高效、节能和失真度小等优点，能有效提高本装置的性能。
附图说明
图1是本发明实施例非接触式飞机尾翼的振动检测装置的结构示意图；
图2是本发明实施例中飞机尾翼的投射点分布图；
图3是本发明实施例非接触式飞机尾翼的振动检测装置的主视图；
图4是本发明实施例非接触式飞机尾翼的振动检测装置的俯视图；
图5是本发明实施例非接触式飞机尾翼的振动检测装置的左视图。
具体实施方式
下面结合实施例及附图，对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
实施例
如图1-图5所示，一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置，包括飞机尾翼本体部分、激励部分及振动检测部分及控制部分；
所述飞机尾翼本体部分包括飞机尾翼结构4、底板6及实验台5；所述实验台为铝型材座，起支撑作用，所述底板为两个，两个底板通过螺纹联结固定在实验台上，两底板侧面通过螺纹联结将飞机尾翼结构夹紧在实验台上，并使其保持竖直状态，便于检测。
所述激励部分包括激振器2、激振器台座1、信号发生器16及功率放大器15，所述两台激振器及激振器台座放置在飞机尾翼结构的反面，具体两台激振器位于飞机尾翼结构的自由端的左右两侧，激振器顶杆与飞机尾翼结构的表面接触，信号发生器产生信号后接入功率放大器，然后激振器激起飞机尾翼结构振动。
所述振动检测部分包括投影仪12、加速度计3及双目视觉检测系统，所述双目视觉检测系统及投影仪均设置在检测平台13上，所述检测平台为铝型材座，用于支撑振动检测部分。
计算机控制投影仪使飞机尾翼结构的正面形成多个投影点，以待双目视觉系统检测。
所述双目视觉检测系统包括一对CCD相机11、相机云台10及滑轨9构成，一对CCD相机安装在相机云台上，调节相机云台的旋钮及球形连接器便可实现微调相机拍摄角度的功能，相机云台安装在滑轨上，在滑轨上移动云台便能改变相机的拍摄位置。
CCD相机拍摄多个投影点的振动信息并发送给计算机。
所述加速度计3安装在飞机尾翼结构自由端的上边缘，加速度计采集的信号经过电荷放大器20放大，A/D采集卡19采集后传输到计算机18中；经过多次反复实验可精确地计算得出飞机尾翼本体部分的振动状态；
所述控制部分包括压电陶瓷驱动器8、扭转模态驱动器7、放大电路14及D/A转换器17；
压电陶瓷驱动器由多片压电陶瓷片构成，位于飞机尾翼结构的正面及反面，均成一字型排列，位于飞机尾翼结构的固定端。
所述飞机尾翼结构表面中部贴装多个扭转模态驱动器，多个扭转模态驱动器成一字型排列，位于投影点及压电陶瓷驱动器之间。
计算机对振动信息进行处理得到控制信号，经D/A转换器及放大电路，进一步驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，进一步抑制飞机尾翼结构的振动。
所述扭转模态驱动器由八片压电驱动片构成，每面四片，且位于沿翼展方向的几何尺寸中间位置，双面反对称连接构成扭转模态驱动器。
使用激振器作为激励输入设备，其具有频带宽、高效、节能和失真度小等优点，能有效提高本装置的性能。
本发明的工作过程：
信号发生器产生信号，经过功率放大器后驱动激振器激起飞机尾翼结构的振动；
计算机控制投影仪输出，在飞机尾翼结构的正面形成多个投射点；
一对CCD相机检测投影点的振动信息，输入计算机；加速度计检测飞机尾翼结构的振动信息，通过电荷放大器及A/D采集卡输入计算机；
计算机对振动信息进行处理得到控制信号，控制信号经过D/A转换器及放大电路放大后驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，抑制飞机尾翼结构的振动。
所述飞机尾翼结构模型在振动过程中，一对CCD相机组成的双目视觉系统检测飞机尾翼结构模型的振动信息；同时所述加速度计检测振动信息以作对比。相较于现有尾翼结构基于压电传感器的振动检测方式，其优势在于：基于多投射点的双目视觉检测方式，不用直接接触被测物体，故而不影响被测物体的动态性能；系统操作方便，结构不复杂；多投射点同时检测，可减小实验误差，提高测量精度等。
在本实施例中，被测对象飞机尾翼结构模型上边长为288mm，下边长为720mm，高为460mm，厚度为1mm，材料选用铝合金，材料密度为2770kg/m3，泊松比为0.31，弹性模量为193GPa。
激振器选用南京佛能科技实业有限公司生产的HEV系列激振器，该系列激振器体积小，重量轻。选用型号为HEV-50的激振器，其最大激振力为50N，频宽范围为0～3000Hz，最大振幅±5mm，具有高效、节能和失真度小等优点。
扭转模态驱动器长度为60mm，宽度为60mm，厚度为0.5mm，材料选用PZT-BM500型；压电陶瓷驱动器长度为30mm，宽度为10mm，厚度为0.5mm，材料类型选用PZT-5H，介电常数为3200，压电电荷常数为640pC/N，电压常数-9.3×10-3V·m/N。
D/A转换器选用Intersil公司生产的型号为ISL5857型高速D/A转换器，其分辨率为12位，最大转换率为260MSPS，电压为3.3V，温度范围为-40℃～85℃；A/D采集卡选用ISLA222S12型高速输出ADC，其分辨率为12位，最大转换率位125MSPS，温度范围为-40℃～85℃。
投影仪选用索尼公司生产的型号为VPL-EX433的投影仪，其分辨率为1024×768dpi；CCD相机选用上海均富电子科技有限公司生产的高速相机，型号为FASTCAM MiniWX100/WX50，图像分辨率为2048×2048像素，帧速率为1080fps；镜头选用Computar公司生产的工业镜头，型号为M1614-MP，镜头焦距为16mm，最大成像尺寸为8.8mm×6.6mm，分辨率为100lpm，接口类型为C-接口；相机及镜头总重1.5kg。相机云台选用菲曼斯公司生产的专用T1球型云台，最大可承受8kg重量的相机，其上配有水平仪用于校验平台的水平度；滑轨选用菲曼斯公司生产的型号为Famous F8 PRO摄影滑轨，滑轨材质为碳纤维，重量轻，抗张强度高，移动平滑流畅。CCD相机安装在云台上，调节云台的旋钮及球形连接器便可实现微调相机拍摄角度的功能；云台安装在滑轨上，移动云台便能改变CCD相机的拍摄位置。
计算机选用台湾研华科技公司生产的IPC610机箱，PCA-6006主板，Pentium IV2.4G Intel CPU。
上述实施例为本发明较佳的实施方式，但本发明的实施方式并不受所述实施例的限制，其他的任何未背离本发明的精神实质与原理下所作的改变、修饰、替代、组合、简化，均应为等效的置换方式，都包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种非接触式飞机尾翼的振动检测装置，其特征在于，包括飞机尾翼本体部分、激励部分、振动检测部分及控制部分；
所述飞机尾翼本体部分包括飞机尾翼结构，所述飞机尾翼结构竖直固定在实验台上，固定的一端称为固定端，另一端为自由端；
所述激励部分包括激振器、信号发生器及功率放大器，所述激振器设置在飞机尾翼结构的反面，激振器顶杆与飞机尾翼结构的反面接触，且位于自由端，信号发生器产生信号输入功率放大器，进一步驱动激振器激起飞机尾翼结构振动；
所述振动检测部分包括投影仪、加速度计、一对CCD相机、电荷放大器、A/D采集卡及计算机，所述投影仪与计算机连接，投影在飞机尾翼结构的正面形成多个投射点；
所述一对CCD相机用于检测多个投射点的振动信息并发送给计算机；
所述加速度计安装在飞机尾翼结构自由端的边缘，加速度计采集的信号经过电荷放大器及A/D采集卡输入计算机；
所述控制部分包括压电陶瓷驱动器、扭转模态驱动器、放大电路及D/A转换器；
所述压电陶瓷驱动器粘贴在飞机尾翼结构的正、反面，且靠近固定端；
所述扭转模态驱动器粘贴在飞机尾翼结构的正、反面；
所述计算机对振动信息进行处理得到控制信号，经D/A转换器及放大电路，进一步驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，抑制飞机尾翼结构的振动。
2.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，还包括相机云台及滑轨，所述CCD相机安装在相机云台上，相机云台在滑轨上滑动。
3.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，所述压电陶瓷驱动器由多片压电陶瓷片构成，多片压电陶瓷片成一字型排列。
4.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，所述扭转模态驱动器由八片压电驱动片构成，每面四片，且位于沿翼展方向的几何尺寸中间位置，双面反对称连接构成扭转模态驱动器。
5.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，投影点位于扭转模态驱动器的上方。
6.根据权利要求1所述的振动检测装置，其特征在于，所述激振器为两台，分别位于飞机尾翼结构自由端的左右两侧，加速度计位于飞机尾翼结构的自由端左侧边缘。
7.根据权利要求1-6任一项所述的振动检测装置，其特征在于，还包括检测平台，所述投影仪及CCD相机位于检测平台，检测平台设置在飞机尾翼结构的前方。
8.一种如权利要求1-7任一项所述的振动检测装置的方法，其特征在于，包括如下步骤：
第一步，信号发生器产生信号，经过功率放大器后驱动激振器激起飞机尾翼结构的振动；
第二步，计算机控制投影仪输出，在飞机尾翼结构的正面形成多个投射点；
第三步，一对CCD相机检测投影点的振动信息，输入计算机；加速度计检测飞机尾翼结构的振动信息，通过电荷放大器及A/D采集卡输入计算机；
第四步，计算机对振动信息进行处理得到控制信号，控制信号经过D/A转换器及放大电路放大后驱动压电陶瓷驱动器及扭转模态驱动器，抑制飞机尾翼结构的振动。
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